大擴(kuò)張角渦輪過(guò)渡段性能試驗(yàn)和數(shù)值研究

施鎏鎏，羅華玲，張　顏，劉火星

（1.中航商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海201108；2.北京航空航天大學(xué)航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力國(guó)家科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100191）

大擴(kuò)張角渦輪過(guò)渡段性能試驗(yàn)和數(shù)值研究

施鎏鎏1，羅華玲1，張顏2，劉火星2

（1.中航商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海201108；2.北京航空航天大學(xué)航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力國(guó)家科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100191）

為研究某型大擴(kuò)張角渦輪過(guò)渡段氣動(dòng)性能，對(duì)過(guò)渡段內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行了詳細(xì)的試驗(yàn)測(cè)量，同時(shí)采用CFD數(shù)值模擬對(duì)過(guò)渡段內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行仿真，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。結(jié)果表明：過(guò)渡段機(jī)匣表面流動(dòng)受強(qiáng)逆壓梯度影響，容易發(fā)生流動(dòng)分離；輪轂表面流場(chǎng)受支板前緣沖擊繞流的影響，呈現(xiàn)周向不均勻性。來(lái)流氣流角使得過(guò)渡段內(nèi)部流場(chǎng)向支板一側(cè)偏斜，隨著氣流角的增大，過(guò)渡段總壓損失增大。CFD模擬結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果吻合較好，均能很好地捕捉流場(chǎng)的細(xì)節(jié)特征；過(guò)渡段進(jìn)、出口總壓恢復(fù)系數(shù)隨著來(lái)流氣流角的增大而減小，CFD模擬和試驗(yàn)測(cè)量值的偏差約為0.2%。

大擴(kuò)張角；渦輪過(guò)渡段；氣動(dòng)性能；流動(dòng)分離；氣流角；試驗(yàn)；大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)

0　引言

大涵道比航空發(fā)動(dòng)機(jī)是未來(lái)民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的趨勢(shì)。大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)常采用大擴(kuò)張角渦輪過(guò)渡段結(jié)構(gòu)，使得子午流道外壁一側(cè)的擴(kuò)張流動(dòng)惡化，更易發(fā)生端壁附面層分離，明顯增加流道內(nèi)的流動(dòng)損失，造成發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降。國(guó)外對(duì)大擴(kuò)張角過(guò)渡段的研究始于20世紀(jì)90年代，Dominy等［1-3］采用葉柵試驗(yàn)結(jié)合數(shù)值模擬的方法，對(duì)大擴(kuò)張角過(guò)渡段內(nèi)部的流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了研究；同期，美國(guó)NASA劉易斯研究中心的Wendt等［4］也對(duì)過(guò)渡段內(nèi)部流動(dòng)規(guī)律進(jìn)行了探索，通過(guò)進(jìn)行大量細(xì)致的試驗(yàn)，分析了大擴(kuò)張角過(guò)渡段內(nèi)部渦結(jié)構(gòu)對(duì)流場(chǎng)的影響；Norris［2］對(duì)帶直葉片的過(guò)渡段流場(chǎng)發(fā)展進(jìn)行了研究；Miller等［5］依靠試驗(yàn)結(jié)合數(shù)值模擬的方法，針對(duì)上游轉(zhuǎn)子對(duì)過(guò)渡段流場(chǎng)的影響規(guī)律進(jìn)行了研究。國(guó)內(nèi)對(duì)大擴(kuò)張角過(guò)渡段的研究以數(shù)值模擬為主。安柏濤［7］、毛凱［8］和唐洪飛［13-14］等在大擴(kuò)張角過(guò)渡段內(nèi)部流動(dòng)機(jī)理、子午型線改變、分離流場(chǎng)模擬等方面開(kāi)展了一系列數(shù)值模擬；杜強(qiáng)［11］在過(guò)渡段型面優(yōu)化方面進(jìn)行了一些探討。但試驗(yàn)研究在國(guó)內(nèi)仍屬空白。

本文以某大涵道比航空發(fā)動(dòng)機(jī)大擴(kuò)張角渦輪過(guò)渡段為研究對(duì)象，通過(guò)詳細(xì)的試驗(yàn)測(cè)量對(duì)過(guò)渡段內(nèi)部的流場(chǎng)特征進(jìn)行初步探索，同時(shí)與CFD模擬的流場(chǎng)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證CFD數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性。

1　試驗(yàn)裝置

本文的試驗(yàn)研究工作是在北京航空航天大學(xué)航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力國(guó)家科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室低速過(guò)渡段試驗(yàn)臺(tái)上完成的。該試驗(yàn)臺(tái)由氣源、擴(kuò)張段、穩(wěn)定段、收斂段和測(cè)試段5部分組成。氣源由1臺(tái)離心式風(fēng)機(jī)提供，額定功率為220 kW，空氣流量為35000 m3/h，全壓為15000 Pa。試驗(yàn)的扇形試驗(yàn)件根據(jù)渦輪過(guò)渡段原型按照1∶1比例設(shè)計(jì)試制，試驗(yàn)件扇形流道內(nèi)包含4個(gè)過(guò)渡段支板。試驗(yàn)件實(shí)物如圖1所示。

圖1　試驗(yàn)件實(shí)物

為了模擬過(guò)渡段進(jìn)口來(lái)流的預(yù)旋，在試驗(yàn)件進(jìn)口安裝了1段導(dǎo)流段（如圖2所示），改變導(dǎo)流葉片的安裝角來(lái)產(chǎn)生不同的來(lái)流氣流角，以此模擬不同的高壓渦輪出口氣流角。試驗(yàn)共在3個(gè)不同的來(lái)流氣流角（氣流與過(guò)渡段軸向的夾角）工況下完成了過(guò)渡段內(nèi)部流場(chǎng)測(cè)量，分別為0°，5°和10°。

圖2　導(dǎo)流段實(shí)物

試驗(yàn)測(cè)量了過(guò)渡段進(jìn)口的總壓，過(guò)渡段出口的總壓、靜壓和速度，機(jī)匣和輪轂表面的靜壓，以及過(guò)渡段支板不同徑向高度位置處的靜壓。測(cè)試系統(tǒng)包括壓力掃描閥、氣動(dòng)5孔探針、壓力傳感器、數(shù)據(jù)采集設(shè)備及5自由度位移機(jī)構(gòu)等。進(jìn)口采用3孔探針測(cè)量總壓，出口采用5孔探針對(duì)整個(gè)出口平面進(jìn)行移動(dòng)測(cè)量。壁面靜壓采用靜壓孔，通過(guò)接嘴引出到壓力掃描閥測(cè)量。壓力測(cè)量的誤差≤±0.1%。

完成壓力測(cè)量后，以碳粉作為指示粒子，硅油作為載體，加入適當(dāng)煤油作為稀釋劑，在機(jī)匣和輪轂表面進(jìn)行油流顯示。

2　數(shù)值計(jì)算模型

為了與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析，采用商業(yè)軟件CFX對(duì)過(guò)渡段內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值仿真。數(shù)值計(jì)算采用與試驗(yàn)相同的過(guò)渡段試驗(yàn)件和進(jìn)口導(dǎo)流段模型（如圖3所示）。扇形導(dǎo)流段和過(guò)渡段分別包含13片導(dǎo)流葉片和4片過(guò)渡段支板。計(jì)算采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，試驗(yàn)段網(wǎng)格總數(shù)約250萬(wàn)，導(dǎo)流段網(wǎng)格總數(shù)約400萬(wàn)，壁面y+＜1，湍流模型采用SST。將試驗(yàn)測(cè)量得到的進(jìn)口總溫、總壓作為數(shù)值計(jì)算的進(jìn)口邊界條件，將測(cè)量得到的出口平均靜壓作為出口邊界條件。

圖3　過(guò)渡段數(shù)值計(jì)算模型

3　結(jié)果分析及討論

首先，對(duì)來(lái)流氣流角為0°的設(shè)計(jì)工況過(guò)渡段流場(chǎng)進(jìn)行分析。過(guò)渡段端壁表面靜壓分布曲線如圖4所示。圖中給出了過(guò)渡段上、下端壁中心線上的表面無(wú)量綱靜壓Cp沿軸向（z/L）分布的試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果和CFD計(jì)算對(duì)比。

圖4　過(guò)渡段端壁表面靜壓分布曲線

隨著流向位置的增加，流道不斷抬高并擴(kuò)張。在機(jī)匣表面，由于流體的減速擴(kuò)壓，流動(dòng)呈現(xiàn)大的逆壓梯度，易分離。在機(jī)匣后半段z/L=0.75附近，隨著通流面積的收縮，流體開(kāi)始緩慢加速，機(jī)匣表面呈現(xiàn)較弱的順壓梯度。在輪轂表面，因流道曲率的原因，前半段流場(chǎng)壓力變化較平穩(wěn)；在z/L=0.55附近，由于流道曲率由凹變凸，流體開(kāi)始急劇加速，下游流體呈現(xiàn)較強(qiáng)的順壓梯度。過(guò)渡段前段的機(jī)匣壓力低，后段輪轂壓力低，端壁型線曲率變化帶來(lái)的徑向壓差會(huì)產(chǎn)生徑向流動(dòng)。

從圖4中可見(jiàn)，試驗(yàn)測(cè)量和CFD計(jì)算得到的表面壓力分布基本一致，都能很好地捕捉過(guò)渡段表面壓力的變化趨勢(shì)。但在機(jī)匣的進(jìn)口到z/L=0.5區(qū)間內(nèi)，CFD計(jì)算得到的表面靜壓和試驗(yàn)測(cè)量值差異較大，經(jīng)仔細(xì)檢查后發(fā)現(xiàn)，機(jī)匣在該區(qū)域已經(jīng)產(chǎn)生了流動(dòng)分離。機(jī)匣表面的極限流線和油流如5、6所示。2幅圖清晰地表明流體在過(guò)渡段進(jìn)口已發(fā)生分離，而后又再附到機(jī)匣表面。

圖5　過(guò)渡段機(jī)匣表面極限流線

圖6　過(guò)渡段機(jī)匣表面油流圖譜

雖然在過(guò)渡段方案設(shè)計(jì)時(shí)，在機(jī)匣表面未發(fā)生流動(dòng)分離，但由于試驗(yàn)工況與設(shè)計(jì)工況不完全一致，在試驗(yàn)中發(fā)生了分離。再次提醒需關(guān)注過(guò)渡段機(jī)匣處的逆壓梯度對(duì)流動(dòng)分離的風(fēng)險(xiǎn)。

機(jī)匣和輪轂表面的靜壓分布如圖7、8所示。結(jié)果表明，試驗(yàn)測(cè)量和CFD模擬得到的靜壓分布規(guī)律基本一致。從圖中可見(jiàn)，機(jī)匣表面靜壓的周向（X/L）分布較為均勻。機(jī)匣表面測(cè)量結(jié)果表明，在過(guò)渡段進(jìn)口存在1個(gè)低壓力區(qū)域，該區(qū)域即為機(jī)匣表面的分離區(qū)，CFD計(jì)算的壓力值比試驗(yàn)測(cè)量值偏高。

圖7　過(guò)渡段機(jī)匣表面靜壓分布

圖8　過(guò)渡段輪轂表面靜壓分布

輪轂表面靜壓的周向分布較不均勻，這是由于來(lái)流沖擊到過(guò)渡段支板前緣后，流體向通道內(nèi)擠壓，而輪轂表面流速緩慢，流場(chǎng)易受外部流體干擾，造成流場(chǎng)周向不均勻。CFD計(jì)算和試驗(yàn)測(cè)量均捕捉到這一特征。

過(guò)渡段支板根、中、尖3個(gè)徑向高度的表面靜壓分布如圖9所示。由圖中可見(jiàn)，徑向不同高度位置處的靜壓沿流向分布規(guī)律基本一致，在距支板前緣20%范圍內(nèi)，存在很強(qiáng)的順壓梯度，之后緩慢擴(kuò)壓。但是在支板的根部（10%葉高），在約50%流向位置后又出現(xiàn)了順壓梯度。

圖9　支板不同葉高處?kù)o壓分布

支板前緣20%范圍內(nèi)的加速特性可理解為來(lái)流滯止到支板前緣后，開(kāi)始了1段加速過(guò)程。隨后，由于流道擴(kuò)張，流體不斷減速擴(kuò)壓。支板10%葉高處在后半段的加速和圖4中后半段的加速原理一致：因輪轂曲率的變化使靠近輪轂的流體加速。

過(guò)渡段出口1個(gè)通道內(nèi)的總壓分布如圖10所示。圖中，y/R為徑向，x/R為周向。從圖中可見(jiàn)，CFD預(yù)測(cè)和試驗(yàn)測(cè)量值吻合較好。在機(jī)匣附近總壓低，損失大。在支板尾緣靠近機(jī)匣的位置，也存在低壓區(qū)，這是由于在支板尾緣靠近機(jī)匣的位置發(fā)生了流動(dòng)分離，造成較大損失。

圖10　過(guò)渡段出口總壓分布（i=0°）

圖11　過(guò)渡段出口二次流

過(guò)渡段出口二次流如圖11所示。從圖中可見(jiàn)，過(guò)渡段出口靠近支板和機(jī)匣處的二次流較強(qiáng)，這也加劇了該處的流動(dòng)損失。

試驗(yàn)又在來(lái)流氣流角i=5°、10°的工況下對(duì)過(guò)渡段內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行了測(cè)量，得到與0°工況下相似的流場(chǎng)分布規(guī)律。進(jìn)口氣流角會(huì)使過(guò)渡段內(nèi)部的流場(chǎng)向一側(cè)傾斜，呈現(xiàn)較強(qiáng)的周向不均勻性。i=5°、10°時(shí)，過(guò)渡段出口1個(gè)通道內(nèi)的總壓分布如圖12、13所示。從圖中可見(jiàn)，氣流角會(huì)使流場(chǎng)明顯向一側(cè)偏斜。支板吸力面一側(cè)出現(xiàn)低壓區(qū)，總壓損失較大，機(jī)匣表面的總壓損失也較大。CFD模擬和試驗(yàn)均捕捉到了這些特征。隨著來(lái)流氣流角進(jìn)一步增大，支板吸力面?zhèn)鹊牡蛪簠^(qū)也隨之增大，過(guò)渡段出口總壓分布如圖13所示。

圖12　過(guò)渡段出口總壓分布（i=5°）

圖13　過(guò)渡段出口總壓分布（i=10°）

根據(jù)過(guò)渡段出口截面測(cè)得的總壓，進(jìn)行流量平均后，得到不同來(lái)流氣流角條件下的過(guò)渡段總壓恢復(fù)系數(shù)σ，如圖14所示。隨著氣流角增大，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸減小，總壓損失逐漸增大。試驗(yàn)和CFD預(yù)測(cè)的變化趨勢(shì)相同，試驗(yàn)值和CFD預(yù)測(cè)值的偏差也較小，在0.2%左右。

圖14　過(guò)渡段總壓恢復(fù)系數(shù)

4　結(jié)論

（1）大擴(kuò)張角渦輪過(guò)渡段機(jī)匣表面流動(dòng)受強(qiáng)逆壓梯度影響，容易發(fā)生流動(dòng)分離；過(guò)渡段輪轂表面流場(chǎng)易受支板前緣沖擊繞流的影響，呈現(xiàn)周向不均勻性；

（2）CFD預(yù)測(cè)的總壓恢復(fù)系數(shù)隨氣流角的變化趨勢(shì)與試驗(yàn)測(cè)量值一致，數(shù)值偏差僅約0.2%；

（3）來(lái)流氣流角造成過(guò)渡段內(nèi)部流場(chǎng)向一側(cè)偏斜，流動(dòng)損失隨著氣流角的增大而變大；

（4）高壓渦輪出口是非定常流動(dòng)，本文采用導(dǎo)流葉片模擬的高壓渦輪出口流場(chǎng)還存在一定的局限性，需進(jìn)行考慮非定常的尾跡流動(dòng)對(duì)過(guò)渡段流場(chǎng)的影響研究。

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（編輯：趙明菁）

Experimental and Numerical Investigation on the Performance of an Aggressive Intermediate Turbine Duct

SHI Liu-liu1，LUO Hua-ling1，ZHANG Yan2，LIU Huo-xing2
（1.AVIC Commercial Aircraft Engine Co.，LTD，Shanghai 201108，China；2.National Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Aero-Thermodynamics，Beihang University，Beijing 100191，China）

To study the aerodynamic performance of an aggressive intermediate turbine duct，experimental measurements and CFD simulations of the duct flow field were carried out，and the CFD results were compared with experimental data for validation.The results show that the intermediate turbine duct casing is dominated by strong adverse pressure gradient，and flow separation is easy to occur.The circumferential difference of the flow filed is found near hub，which is caused by the disturbance of the impinging flow at the strut leading edge.The flow field inclines to one side of the strut as the incoming flow angle increases，the total pressure loss increases as well.The CFD results agree reasonably well with the experimental results，both of them can capture the main flow features.Total pressure recovery coefficient decreases as the incoming flow angle increases，discrepancy between the CFD prediction and experimental measurement is found to be merely 0.2%.

aggressive；intermediate turbine duct；aerodynamic performance；flow separation；flow angle；experiment；high bypass ratio engine

V 235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.01.015

2014-12-02

施鎏鎏（1983），男，工程師，從事渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作；E-mail：sll466_t_aime@163.com。

引用格式：施鎏鎏，羅華玲，張顏，等.大擴(kuò)張角渦輪過(guò)渡段性能試驗(yàn)和數(shù)值研究［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2016，42（1）：75-78.SHI Liuliu，LUO Hualing，ZHANG Yan，et al.Experimental and numerical investigation on the per formance of an aggressive intermediate turbine duct［J］.Aeroengine，2016，42（1）：75-78.